一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构的制作方法

本发明涉及吸气式超燃冲压发动机领域，具体地说，涉及一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构。

背景技术：

高超声速运载器、天地往返空天飞行器等都需要采用吸气式超燃冲压发动机。目前，高超声速飞行器均采用推力架结构来实现发动机机体与飞行器机身之间的连接。

超燃冲压发动机在工作过程中，需要承受严峻的气动的加热和推进剂燃气加热，发动机内部最高温度通常达到3000K以上，而与超燃冲压发动机连接的机身舱段内通常布置推进剂储箱，且储箱结构对工作环境的要求极为严苛，因此隔热性能是推力架结构设计的一项关键指标。此外，超燃冲压发动机在高温环境下工作，必然会发生严重的热膨胀，从而导致发动机机体与高超声速飞行器机身之间出现热膨胀变形不匹配，从而产生的极大的热应力，因此在推力架结构设计过程中，需要充分考虑其结构热应力的影响。

文献“高超声速组合动力飞行器结构初步设计研究”(西北工业大学，2014，硕士学位论文)一文中,介绍了一种发动机推力架结构，该推力架利用抗弯夹芯结构矩形梁结构，在发动机机体与飞行器机身之间传递推力，但是这类结构没有充分考虑推力架结构在热载荷作用下的热应力，对超燃冲压发动机性能有所影响。

技术实现要素：

为了避免现有技术存在的不足，克服现有推力架结构隔热和热膨胀变形不匹配的问题，本发明提出一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构。该结构以“对流冷却+被动隔热”的热防护方式，用来阻止发动机内部热量传递至机身内部，为飞行器机身内部的低温推进剂储箱提供适宜的工作环境。结构采用“前端铰接+滑轨连接”的连接方式，使得结构热膨胀变形能释放，避免发动机与机身连接处的热应力集中。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，由飞行器机身、超燃冲压发动机、前体进气道压缩面、发动机机体、后体尾喷管和机身承载框架、推力架组成，超燃冲压发动机位于飞行器机身腹部，前体进气道压缩面、发动机机体与后体尾喷管为一体结构，推力架位于发动机机体上面，用于连接发动机机体与机身承载框架，其特征在于，所述推力架还包括热交换面板、波纹腹板、隔热纤维、上固定件、下固定件、工字梁、滑块、冷却管路、上面板，热交换面板与上面板通过若干波纹腹板连接，并在与波纹腹板之间形成的空间内填充隔热纤维，形成隔热、承载一体化防热层；热交换面板内均布若干冷却管路；工字梁与滑块组合形成滑动支撑结构，滑动支撑结构分别位于上面板的中间部位和尾部，工字梁与机身承载框架通过螺栓连接，滑块与上面板通过螺栓连接，工字梁与滑块间以滑动来消除上下结构之间的热膨胀变形的不匹配，减小结构的热应力；上固定件与下固定件通过螺栓连接形成固定结构件，固定结构件位于上面板的前端部，下固定件与上面板通过螺栓固连，上固定件与机身承载框架通过螺栓固连。

所述上固定件与所述下固定件均为T字形结构，上固定件中间单耳上开有两个平行对称的圆孔，下固定件中间双耳上分别开有两个平行对称的圆孔，上固定件的圆孔与下固定件的圆孔同轴。

工字梁与滑块组合形成的滑动支撑结构为多件。

有益效果

本发明提出的吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，采用“对流冷却+被动隔热”的热防护方式，用来阻止发动机内部热量传递至机身内部，为飞行器机身内部的低温推进剂储箱提供适宜的工作环境；通过“前端铰接+滑轨连接”的连接方式，使得结构热膨胀变形能释放，避免发动机与机身连接处的热应力集中。

本发明吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，用于连接超燃冲压发动机机体与飞行器机身。推力架结构由热交换面板、波纹夹芯防隔热/承载一体化防热层、固定结构、可滑动支撑结构以及机身内部承载梁组成，其中可滑动支撑结构包括工字梁和滑块。热交换面板作为发动机结构外壳，下表面与发动机内部其它结构相连接，上表面采用波纹夹芯腹板、高温隔热纤维形成隔热/承载一体化防热层，通过螺栓与滑块连接，工字梁利用螺栓与飞行器机身内部承载结构固定。工字梁和滑块之间滑动来消除上下结构之间的热膨胀变形的不匹配，从而减小结构的热应力。

本发明吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，使得超燃冲压发动机与飞行器机身之间通过离散点安装，安装过程简单，热交换面板与波纹夹芯结构的“主动+被动”防热方式，为机身结构及内部低温推进剂储箱提供较大的空间。各结构部件实现多功能、多用途，在完成推力架结构隔热和承载功能的前提下，能最大程度减小结构的质量。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构作进一步详细说明。

图1为超燃冲压发动机在典型高超声速飞行器中安装部位示意图。

图2为超燃冲压发动机及推力架结构示意图。

图3为推力架结构轴测图。

图4为推力架结构剖视图。

图5为推力架结构剖视放大图。

图6为上固定件与下固定件结构轴测图。

图7为滑动支撑结构轴测图。

图中

1.飞行器机身 2.超燃冲压发动机 3.前体进气道压缩面 4.发动机机体 5.后体尾喷管 6.推力架 7.热交换面板 8.波纹腹板 9.隔热纤维 10.上固定件 11.下固定件 12.螺栓 13.工字梁 14.滑块 15.机身承载框架 16.冷却管路 17.上面板

具体实施方式

本实施例是一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构。

参阅图1～图7，本实施例吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，由飞行器机身1、超燃冲压发动机2、前体进气道压缩面3、发动机机体4、后体尾喷管5和机身承载框架15、推力架6组成，超燃冲压发动机2位于飞行器机身1腹部，前体进气道压缩面3、发动机机体4与后体尾喷管5为一体结构，其中前体进气道压缩面3和后体尾喷管5同时又作为飞行器机身的一部分用于承受气动载荷。推力架6安装在发动机机体4上面，用于连接发动机机体4与机身承载框架15。其中，推力架包括热交换面板7、波纹腹板8、隔热纤维9、上固定件10、下固定件11、工字梁13、滑块14、螺栓12、冷却管路16、上面板17，热交换面板7与上面板17通过若干波纹腹板8连接，并在与波纹腹板之间形成的空间内填充隔热纤维9，形成隔热、承载一体化防热层；热交换面板7内均布若干冷却管路。工字梁13与滑块14组合形成滑动支撑结构，滑动支撑结构分别安装在上面板17的中间部位和尾部，工字梁13与机身承载框架15通过螺栓固定连接，滑块14与上面板17通过螺栓固定连接，工字梁13与滑块14之间以滑动来消除上下结构之间的热膨胀变形的不匹配，减小结构的热应力。工字梁13与滑块14组合形成的滑动支撑结构为多件。上固定件10与下固定件11通过螺栓12连接形成固定结构件，固定结构件安装在上面板17的前端部；下固定件11与上面板17通过螺栓固定连接，上固定件10与机身承载框架15通过螺栓固连。上固定件10与下固定件11均为T字形结构，上固定件10中间单耳上开有两个平行对称的圆孔，下固定件11中间双耳上分别开有两个平行对称的圆孔，上固定件10的圆孔与下固定件11的圆孔同轴。

本实施例中，热交换面板7结构直接接触超燃冲压发动机进气道、隔离段、燃烧室的高温高压环境，采用主动冷却的方式用来保证发动机结构的温度低于材料的耐受极限；其中，低温推进剂由输送系统进入冷却管路16，在流动的过程中，带走由于空气压缩以及推进剂燃烧产生的高温。此外，热交换面板7同时作为下面板与波纹腹板8、上面板17以及内部填充的高温隔热纤维9共同组成波纹夹芯隔热/承载一体化防热层结构。防热层结构一方面能隔离经由热交换面板7传递来的热量，保证机身结构以及机身内部设备的工作环境；另一方面，防热层结构具有较强的面内和面外刚度，在承受发动机内部压力和推力的同时，最大程度地减小整体结构的质量。上固定件10与下固定件11之间通过螺栓12固定连接，工字梁13与滑块14之间形成滑动约束；滑块14的小范围移动，使得发动机在高温环境下工作中,上下结构间的热膨胀变形的不匹配产生的应力减小。在发动机工作过程中，滑块根据飞行器控制系统的指令，在不同的位置卡死，发动机的载荷通过工字梁传递到飞行器机体的承载框架上。

本实施例中，波纹夹芯隔热/承载一体化防热层结构的波纹腹板不仅限于平板结构，只要保证结构内部能填充高温隔热纤维，同时实现承载和隔热的功能即可。由工字梁13与滑块14组合成滑动支撑结构，通过滑块滑动减小上下结构之间的热膨胀变形的不匹配；在不改变结构滑动的原理，也可由滑块前后滑动来消除变形不匹配。